空间飞行器能源控制电路、光伏供电系统和供电控制方法

技术领域

本发明涉及航天技术领域，尤其涉及一种空间飞行器能源控制电路、光伏供电系统和供电控制方法。

背景技术

空间飞行器在长航飞行过程中一般采用光伏供电系统作为能量来源，光伏供电系统包括太阳能电池、储能电池和能源管理器。其中，能源管理器中的母线按照调节方式可以分为全调节母线、半调节母线以及不调节母线，由于空间飞行器的负载对母线的品质以及电压波动的要求比较高，因此不调节母线无法满足空间飞行器负载的供电要求，而全调节母线的结构太复杂，且其功率密度比较低，因此现有技术中一般采用半调节母线作为空间飞行器负载的供电母线。

然而，随着空间飞行器负载的结构复杂化以及数量增加，空间飞行器所需的功率也越来越大，因此采用常规的半调节母线对大功率的空间飞行器负载进行供电存在功率密度偏低的技术问题。

发明内容

本发明提供一种空间飞行器能源控制电路、光伏供电系统和供电控制方法，用以解决现有技术中采用常规的半调节母线对大功率的空间飞行器负载进行供电存在功率密度偏低的缺陷，提高空间飞行器能源控制电路的集成度以及功率密度。

本发明提供一种空间飞行器能源控制电路，包括：储能电感、第一开关电路、第一供电电路以及充电电路，其中：

所述第一开关电路的控制端与第一控制信号连接，用于基于所述第一控制信号导通或者关断；

所述储能电感分别与所述第一开关电路的第一端以及光伏信号连接，用于基于所述光伏信号以及所述第一开关电路的通断状态进行充电或者放电；

所述第一供电电路通过所述储能电感与所述光伏信号连接，用于基于所述储能电感储存的能量以及所述光伏信号对负载进行供电；

所述充电电路通过所述储能电感与所述光伏信号连接，用于基于所述储能电感储存的能量以及所述光伏信号对储能电源进行充电。

根据本发明提供的一种空间飞行器能源控制电路，所述第一供电电路包括供电二极管；所述供电二极管的一端分别与所述储能电感以及所述第一开关电路连接，另一端与所述负载连接；所述供电二极管用于将所述储能电感以及所述光伏信号提供的第一供电电流输入至所述负载。

根据本发明提供的一种空间飞行器能源控制电路，所述充电电路包括第二开关电路和充电二极管；所述第二开关电路的一端与所述储能电感连接，另一端与所述充电二极管的一端连接，所述充电二极管的另一端与所述储能电源连接；

所述第二开关电路的控制端与第二控制信号连接，用于基于所述第二控制信号导通或者关断；所述充电二极管用于基于所述第二开关电路的通断状态，将所述储能电感以及所述光伏信号提供的充电电流输入至所述储能电源。

根据本发明提供的一种空间飞行器能源控制电路，所述充电电路还包括电流缓冲电路；所述电流缓冲电路的一端与所述充电二极管连接，另一端与负载连接，用于吸收所述充电电路上的突变电流。

根据本发明提供的一种空间飞行器能源控制电路，还包括第二供电电路；所述第二供电电路分别与所述储能电源以及所述负载连接，用于基于所述储能电源储存的能量对所述负载进行供电。

根据本发明提供的一种空间飞行器能源控制电路，还包括第一稳压电路和第二稳压电路；所述第一稳压电路与所述负载连接，用于对所述负载两端的电压进行稳压；所述第二稳压电路与所述储能电源连接，用于对所述储能电源两端的电压进行稳压。

本发明还提供一种光伏供电系统，包括：如上述任一种所述空间飞行器能源控制电路、光伏电源、储能电源、负载、调制电路以及控制器，其中：

所述空间飞行器能源控制电路分别与所述光伏电源、所述储能电源以及所述负载连接，用于控制所述光伏电源基于产生的光伏信号对所述负载进行供电以及对所述储能电源进行充电，或者基于所述储能电源存储的能量对所述负载进行供电；

所述调制电路分别与所述空间飞行器能源控制电路中的第一开关电路以及第二开关电路连接；

所述控制器与所述调制电路连接，用于控制所述调制电路输出第一控制信号和第二控制信号，并将所述第一控制信号输入至所述第一开关电路，将所述第二控制信号输入至所述第二开关电路。

根据本发明提供的一种光伏供电系统，还包括所述空间飞行器能源控制电路的输入端监测器、储能端监测器和输出端监测器；其中：

所述输入端监测器与所述控制器连接，用于采集所述空间飞行器能源控制电路的输入功率并传输至所述控制器；

所述储能端监测器与所述控制器连接，用于采集所述空间飞行器能源控制电路的充电电压和充电电流并传输至所述控制器；

所述输出端监测器与所述控制器连接，用于采集所述空间飞行器能源控制电路的输出功率并传输至所述控制器；

所述控制器与所述调制电路连接，用于基于接收到的输入功率、充电电压、充电电流以及输出功率控制所述调制电路输出第一控制信号和第二控制信号。

本发明还提供一种供电控制方法，应用于如上述任一种所述光伏供电系统，包括：

获取所述光伏供电系统中空间飞行器能源控制电路的输入功率和输出功率，并判断所述输入功率是否大于所述输出功率；

在所述输入功率小于或者等于所述输出功率的情况下，控制所述光伏供电系统中的调制电路输出第一控制信号以使所述第一供电电路对负载进行供电，以及输出第二控制信号以关断第二开关电路；

在所述输入功率大于所述输出功率的情况下，获取所述光伏供电系统中储能电源的当前剩余电量，并基于所述当前剩余电量判断所述储能电源是否达到满电状态；

在所述储能电源未达到满电状态的情况下，控制所述调制电路输出第一控制信号以使所述第一供电电路对负载进行供电，以及输出第二控制信号以使充电电路对储能电源进行充电。

根据本发明提供的一种供电控制方法，所述方法还包括：

判断所述输入功率是否小于预设功率阈值，在所述输入功率小于预设功率阈值的情况下，获取所述储能电源的当前剩余电量以及预计光伏供电等待时长；

基于所述当前剩余电量确定所述储能电源的最长供电时长，并判断所述最长供电时长是否小于预计光伏供电等待时长；

在所述最长供电时长小于预计光伏供电等待时长的情况下，基于所述最长供电时长和所述预计光伏供电等待时长确定功率递减系数；

基于额定负载功率和所述功率递减系数确定当前负载功率，并基于所述当前负载功率控制所述储能电源对负载进行供电。

本发明提供的空间飞行器能源控制电路、光伏供电系统和供电控制方法，通过对两路功能独立的第一供电电路和充电电路复用同一个储能电感，简化了空间飞行器能源控制电路的电路结构，减小了空间飞行器能源控制电路的重量，在不影响电路功能的基础上提高了电路的集成度；另外，第一开关电路、储能电感以及第一供电电路共同构成了升压供电电路，用于对负载进行供电，由于该升压供电电路的输出电压大于输入电压，因此可以保证输出电压能够达到负载的额定电压，从而满足负载的供电要求，实现在简化电路结构的同时满足负载的供电要求，从而提高了空间飞行器能源控制电路的功率密度，解决了现有技术中采用常规的半调节母线对大功率的空间飞行器负载进行供电存在功率密度偏低的技术问题。

附图说明

为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明实施例提供的空间飞行器能源控制电路的电路示意图之一；

图2是本发明实施例提供的空间飞行器能源控制电路的电路示意图之二；

图3是本发明具体实施例中空间飞行器能源控制电路的电路图；

图4是本发明实施例提供的光伏供电系统的结构示意图之一；

图5是本发明实施例提供的光伏供电系统的结构示意图之二；

图6是本发明实施例提供的光伏供电系统中控制器的结构示意图；

图7是本发明实施例提供的供电控制方法的流程示意图之一；

图8是本发明实施例提供的供电控制方法的流程示意图之二。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

下面结合图1-图2描述本发明的空间飞行器能源控制电路100。如图1所示，本发明提供一种空间飞行器能源控制电路100，包括：储能电感10、第一开关电路11、第一供电电路20以及充电电路30，其中：

第一开关电路11的控制端与第一控制信号连接，用于基于第一控制信号导通或者关断。

其中，第一控制信号为脉冲信号，第一开关电路11随着第一脉冲信号的高低电平变化导通或者关闭。进一步地，第一开关电路11可以是三极管，也可以是场效应管。

储能电感10分别与第一开关电路11的第一端以及光伏信号连接，用于基于光伏信号以及第一开关电路11的通断状态进行充电或者放电。第一供电电路20通过储能电感10与光伏信号连接，用于基于储能电感10储存的能量以及光伏信号对负载（图1中未示出负载的标号，其标号如下文图4所示）进行供电。进一步地，光伏信号为太阳能光伏信号。

充电电路30通过储能电感10与光伏信号连接，用于基于储能电感10储存的能量以及光伏信号对储能电源（图1中未示出储能电源的标号，其标号如下文图4所示）进行充电。

具体地，在第一开关电路11导通的情况下，储能电感10处于充电状态，即基于光伏信号提供的能量对储能电感10进行充电。在第一开关电路11关断的情况下，储能电感10处于放电状态，即基于储能电感10储存的能量以及光伏信号提供的能量对负载进行供电以及对储能电源进行充电。

需要说明的是，在光伏信号提供的能量足以满足负载的供电需求且有剩余的情况下，基于光伏信号提供的能量对负载进行供电以及对储能电源进行充电；在光伏信号提供的能量仅能满足负载的供电需求的情况下，仅对负载进行供电，而不对储能电源进行充电。

第一开关电路11、储能电感10以及第一供电电路20共同构成了升压供电电路，且该升压供电电路的输出电压大于输入电压，以保证升压供电电路的输出电压满足负载的供电需求。

本发明提供的空间飞行器能源控制电路100，通过对两路功能独立的第一供电电路20和充电电路30复用同一个储能电感10，简化了空间飞行器能源控制电路100的电路结构，减小了空间飞行器能源控制电路100的重量，在不影响电路功能的基础上提高了电路的集成度；另外，第一开关电路11、储能电感10以及第一供电电路20共同构成了升压供电电路，用于对负载进行供电，由于该升压供电电路的输出电压大于输入电压，因此可以保证输出电压能够达到负载的额定电压，从而满足负载的供电要求，实现在简化电路结构的同时满足负载的供电要求，从而提高了空间飞行器能源控制电路100的功率密度，解决了现有技术中采用常规的半调节母线对大功率的空间飞行器负载进行供电存在功率密度偏低的技术问题。

其中，功率密度是指电源系统能够输出最大的功率除以整个电源系统的重量或体积(或面积)。

在一个实施例中，如图2所示，第一供电电路20包括供电二极管21；供电二极管21的一端分别与储能电感10以及第一开关电路11连接，另一端与负载连接。

供电二极管21用于将储能电感10以及光伏信号提供的第一供电电流输入至负载。

本实施例提供的空间飞行器能源控制电路100，通过第一供电电路20中的供电二极管21将储能电感10以及光伏信号提供的第一供电电流输入至负载，以避免第一供电电流反向灌入产生光伏信号的光伏电源导致光伏电源损坏，从而提高了空间飞行器能源控制电路100的可靠性以及安全性。

在一个实施例中，如图2所示，充电电路30包括第二开关电路31和充电二极管32。

第二开关电路31的一端与储能电感10连接，另一端与充电二极管32的一端连接，充电二极管32的另一端与储能电源连接。

第二开关电路31的控制端与第二控制信号连接，用于基于第二控制信号导通或者关断。

其中，第二控制信号为脉冲信号，第二开关电路31随着第二脉冲信号的高低电平变化导通或者关闭。进一步地，第二开关电路31可以是三极管，也可以是场效应管。

充电二极管32用于基于第二开关电路31的通断状态，将储能电感10以及光伏信号提供的充电电流输入至储能电源。

本实施例提供的空间飞行器能源控制电路100，通过充电电路30中的充电二极管32将储能电感10以及光伏信号提供的充电电流输入至储能电源，以避免充电电流反向灌入产生光伏信号的光伏电源导致光伏电源损坏，从而提高了空间飞行器能源控制电路100的可靠性以及安全性。

在一个实施例中，如图2所示，充电电路30还包括电流缓冲电路33；电流缓冲电路33的一端与充电二极管32连接，另一端与负载连接，用于吸收充电电路30上的突变电流。

其中，突变电流表示开关电路的通断状态改变时产生的瞬时大电流。进一步地，电流缓冲电路33可以是电感，也可以是其他电流缓冲器，只要能够吸收充电电路30上的突变电流即可。

本实施例提供的空间飞行器能源控制电路100，通过基于电流缓冲电路33吸收充电电路30上的突变电流，以避免第一开关电路11和第二开关电路31通断状态切换时产生的电流值较大的突变电流烧坏充电电路30上的第二开关电路31和充电二极管32，从而提高了空间飞行器能源控制电路100的可靠性以及安全性。

在一个实施例中，如图2所示，空间飞行器能源控制电路100还包括第二供电电路40；第二供电电路40分别与储能电源以及负载连接，用于基于储能电源储存的能量对负载进行供电。

本实施例提供的空间飞行器能源控制电路100，白天通过第一开关电路11、储能电感10以及第一供电电路20构成的升压供电电路以及光伏信号对负载进行供电，以满足空间飞行器白天执行长航飞行任务的能量需求，夜晚通过第二供电电路40以及储能电源储存的能量对负载进行供电，以满足空间飞行器在夜晚的基本能量需求，即通过昼夜能量平衡来满足空间飞行器在长航飞行过程中的能量需求，这种根据空间飞行器在不同时间的具体能量需求供给能量的方法，可以实现在满足空间飞行器在长航飞行过程中的能量需求的同时提高能源的利用率。

在一个实施例中，如图2所示，空间飞行器能源控制电路100还包括第一稳压电路50和第二稳压电路60。第一稳压电路50与负载连接，用于对负载两端的电压进行稳压。第二稳压电路60与储能电源连接，用于对储能电源两端的电压进行稳压。

进一步地，第一稳压电路50和第二稳压电路60可以是电容，也可以是其他稳压电路。

本实施例提供的空间飞行器能源控制电路100，通过第一稳压电路50对负载两端的电压进行稳压，提高了输出电压的稳定性，避免了输出不稳定的电压导致负载无法正常运转的问题；通过第二稳压电路60控制光伏电源110对储能电源两端的电压进行稳压充电，避免了加至储能电源两端的电压不稳定导致储能电源无法正常工作的问题，提高了空间飞行器能源控制电路100的稳定性和可靠性。

下面提供一个具体实施例，以对本发明提供的空间飞行器能源控制电路100作进一步说明。

如图3所示，本具体实施例提供的空间飞行器能源控制电路100包括：储能电感10、第一开关电路11、第一供电电路20、充电电路30、第二供电电路40、第一稳压电路50和第二稳压电路60，其中：

图3中的V

MOS管S

储能电感L的一端与输入端口的正极V

充电电路30包括MOS管S

第二供电电路40为图3中的MOS管S

第一稳压电路50为图3中的稳压滤波电容C

本发明还提供一种光伏供电系统，应用于空间飞行器，如图4所示，光伏供电系统包括：如上述任一个实施例提供的空间飞行器能源控制电路100、光伏电源110、储能电源120、负载130、调制电路140以及控制器150，其中：

空间飞行器能源控制电路100分别与光伏电源110、储能电源120以及负载130连接，用于控制光伏电源110基于产生的光伏信号对负载130进行供电以及对储能电源120进行充电，或者基于储能电源120存储的能量对负载130进行供电。具体地，光伏电源110为太阳能光伏电源。光伏供电系统为太阳能光伏供电系统。调制电路140分别与空间飞行器能源控制电路100中的第一开关电路11以及第二开关电路31连接。

控制器150与调制电路140连接，用于控制调制电路140输出第一控制信号和第二控制信号，并将第一控制信号输入至第一开关电路11，将第二控制信号输入至第二开关电路31。

在一个实施例中，如图4所示，光伏供电系统还包括空间飞行器能源控制电路100的输入端监测器70、储能端监测器80和输出端监测器90；其中：

输入端监测器70与控制器150连接，用于采集空间飞行器能源控制电路100的输入功率并传输至控制器150。

进一步地，如图5所示，输入端监测器70包括输入端电压监测器71，输入端电压监测器71与控制器150连接，用于采集空间飞行器能源控制电路100的输入电压并传输至控制器150。

需要说明的是，由于该输入电压为太阳能发电机的光伏电源110输出的，因此可以根据该输入电压以及其他太阳能发电参数直接计算出空间飞行器能源控制电路100的输入功率P

储能端监测器80与控制器150连接，用于采集空间飞行器能源控制电路100的充电电压和充电电流并传输至控制器150。

进一步地，如图5所示，储能端监测器80包括储能端电压监测器81和储能端电流监测器82；其中，储能端电压监测器81与控制器150连接，用于采集空间飞行器能源控制电路100的充电电压并传输至控制器150。储能端电流监测器82与控制器150连接，用于采集空间飞行器能源控制电路100的充电电流并传输至控制器150。

需要说明的是，可以基于储能端电压监测器81采集的充电电压以及储能端电流监测器82采集的充电电流，直接计算得到空间飞行器能源控制电路100的储能端双向功率P

输出端监测器90与控制器150连接，用于采集空间飞行器能源控制电路100的输出功率并传输至控制器150。

进一步地，如图5所示，输出端监测器90包括输出端电流监测器91和输出端电压监测器92；其中，输出端电流监测器91与控制器150连接，用于采集空间飞行器能源控制电路100的输出电流并传输至控制器150。输出端电压监测器92与控制器150连接，用于采集空间飞行器能源控制电路100的输出电压并传输至控制器150。

需要说明的是，可以基于输出端电流监测器91采集的输出电流以及输出端电压监测器92采集的输出电压，直接计算得到空间飞行器能源控制电路100的输出功率P

控制器150与调制电路140连接，用于基于接收到的输入功率、充电电压、充电电流以及输出功率控制调制电路140输出第一控制信号和第二控制信号。

本实施提供的光伏供电系统，通过输入端监测器70实时采集空间飞行器能源控制电路100的输入功率、通过储能端监测器80实时采集空间飞行器能源控制电路100的充电电压和充电电流，以及通过输出端监测器90实时采集空间飞行器能源控制电路100的输出功率，进而通过控制器150基于接收到的输入功率、充电电压、充电电流以及输出功率，实时更新第一控制信号和第二控制信号，以使输出的第一控制信号和第二控制信号与空间飞行器能源控制电路100的当前工作状态相适应，从而可以提高对空间飞行器能源控制电路100的控制效果，实现对光伏电源110的最大输出功率的跟踪控制以及实现对储能电源120的充放电控制。

在一个实施例中，图6示例了一种光伏供电系统中控制器150的实体结构示意图，如图6所示，该控制器150可以包括：处理器(processor)510、通信接口(CommunicationsInterface)520、存储器(memory)530和通信总线540，其中，处理器510，通信接口520，存储器530通过通信总线540完成相互间的通信。处理器510可以调用存储器530中的逻辑指令，以执行本发明实施例提供的供电控制方法。

此外，上述的存储器530中的逻辑指令可以通过软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备（可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等）执行本发明各个实施例方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器（Read-OnlyMemory，ROM）、随机存取存储器（Random Access Memory，RAM）、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

下面结合图7-图8描述本发明提供的空间飞行器能源控制电路。如图7所示，本发明提供一种供电控制方法，应用于如上述任一个实施例提供的光伏供电系统，执行主体为光伏供电系统中的控制器150，该方法包括：

步骤S11，获取光伏供电系统中空间飞行器能源控制电路的输入功率和输出功率，并判断输入功率是否大于输出功率。

步骤S12，在输入功率小于或者等于输出功率的情况下，控制光伏供电系统中的调制电路输出第一控制信号以使第一供电电路对负载进行供电，以及输出第二控制信号以关断第二开关电路，并返回步骤S11。

需要说明的是，“输入功率小于或者等于输出功率”说明光伏电源提供的能量不足以对负载进行供电，或者刚好足以对负载进行供电，并没有剩余能量对储能电源进行充电，因此此时输出第一控制信号以使第一供电电路对负载进行供电，输出第二控制信号以关断第二开关电路，不对储能电源进行充电。

步骤S13，在输入功率大于输出功率的情况下，获取光伏供电系统中储能电源的当前剩余电量，并基于当前剩余电量判断储能电源是否达到满电状态。

步骤S14，在储能电源未达到满电状态的情况下，控制调制电路输出第一控制信号以使第一供电电路对负载进行供电，以及输出第二控制信号以使充电电路对储能电源进行充电，并返回步骤S11。

进一步地，在输入功率大于输出功率的情况下，判断储能电源是否处于恒压充电状态，在储能电源处于恒压充电状态的情况下，判断储能电源是否达到满电状态；在储能电源未达到满电状态或者储能电源未处于恒压充电状态的情况下，执行上述步骤S14，以对负载进行供电以及对储能电源进行充电，并返回步骤S11。

进一步地，在储能电源达到满电状态的情况下，控制调制电路输出第一控制信号以使第一供电电路对负载进行供电，以及输出第二控制信号以使充电电路对储能电源进行充电，并返回步骤S11。

需要说明的是，“输入功率大于输出功率”说明光伏电源提供的能量足以对负载进行供电，并且还有剩余能量对储能电源进行充电，因此可以在储能电源未达到满电状态的情况下，同时对负载进行供电以及对储能电源进行充电。

本实施例提供的供电控制方法，通过在输入功率小于或者等于输出功率的情况下，控制第一供电电路对负载进行供电以及关断第二开关电路，实现在光伏电源提供的能量较少的情况下优先保证负载的供电需求，从而确保空间飞行器可以顺利完成长航飞行任务。

在一个实施例中，如图8所示，本发明提供的供电控制方法还包括步骤S21至步骤S24，其中：

步骤S21，判断输入功率是否小于预设功率阈值，在输入功率小于预设功率阈值的情况下，获取储能电源的当前剩余电量以及预计光伏供电等待时长。

其中，“输入功率小于预设功率阈值”说明光伏供电系统无法对负载正常供电，此时需要启动储能电源对进行负载供电。预计光伏供电等待时长表示当前时刻与天亮后光伏供电系统正常供电的时刻之间的等待时长。

步骤S22，基于当前剩余电量确定储能电源的最长供电时长，并判断最长供电时长是否小于预计光伏供电等待时长。

步骤S23，在最长供电时长小于预计光伏供电等待时长的情况下，基于最长供电时长和预计光伏供电等待时长确定功率递减系数。

步骤S24，基于额定负载功率和功率递减系数确定当前负载功率，并基于当前负载功率控制储能电源对负载进行供电，并返回步骤S11。

其中，功率递减系数基于空间飞行器的实际耗能数据确定。需要说明的是，“最长供电时长小于预计光伏供电等待时长”说明储能电源的当前剩余电量不足以坚持到光伏供电系统正常供电的时刻，因此需要基于功率递减系数合理减少储能电源给负载提供的功率，以在储能电源的能量短缺的情况下，延长储能电源对负载的供电时长。

在一个实施例中，获取空间飞行器能源控制电路的充电电压和充电电流，并基于充电电压、充电电流以及储能电源的最大充电电压和最大充电电流，判断储能电源是否处于过压充电状态或者过流充电状态；在储能电源处于过压充电状态或者过流充电状态的情况下，终止控制流程，以防止储能电源损坏。在储能电源不处于过压充电状态且不处于过流充电状态的情况下，返回步骤S11。

需要说明的是，在每一次控制流程完成后，需要返回步骤S11，继续监测空间飞行器能源控制电路的输入功率和输出功率，并重复上述控制流程，直至储能电源处于过压充电状态或者过流充电状态，终止上述控制流程。

通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到各实施方式可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件。基于这样的理解，上述技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在计算机可读存储介质中，如ROM/RAM、磁碟、光盘等，包括若干指令用以使得一台计算机设备（可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等）执行各个实施例或者实施例的某些部分所述的方法。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。